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圖 ( )* )(示出過載均方根值和持續時間對乘員的影響。
對某些飛機（如 ,一 轟炸機）來說，當飛機受到大氣擾動時產生的過載中彈性振動不容忽視，必須加以抑制。常規方法是增加機體結構剛度和選擇對陣風敏感性小的機翼，但這樣做增加了結構的重量，應采用 --.技術，控制相應控制面，產生氣動結構阻尼抑制飛機彈性振動。據分析， , )飛機采用 --.技術比增加結構剛度節省近一噸的飛行質量。
下面簡要介紹 ,) )轟炸機的乘坐品質控制系統。
, )飛機是美國 %世紀 /年代研制的超音速變后掠翼戰略轟炸機，以低空突防為主。低空突防時，時速為 01" 2’，駕駛艙位于細長機身的前端。低空飛行時，機身由于結構撓性將產生一種所謂“跳水板”式撓性運動，這不僅引起乘員感覺不適，而且還會造成駕駛員對飛機飛行狀態的錯覺，影響正常操縱。因此， , )飛機采用了乘坐品質控制系統。
在 , )飛機駕駛艙下方機身兩則，安裝了一對 34下反角的水平前置鴨翼，偏轉角可達土 %4。當他們對稱偏轉時，氣動力的水平分量相互抵消，形成垂直控制力，當差動偏轉時，垂直分量相互抵消，形成水平控制力。這兩種控制方式分別抑制機身垂直和橫向的彈性擾動。
, )飛機乘坐品質控制系統采用的控制原理是所謂“加速度計與控制力同位法”，即把測量機體彈性振動加速度的加速度計放在機身產生抑振力的部位或非常靠近的位置上。這種方法能在較大的飛行范圍內和在飛機振動模態變化很大的情況下，有效保證系統的效能和穩定性。
第六節 +飛行 5火力綜合控制系統
一、概述
美國開展飛行 5火力綜合控制系統的研究工作較早。 %世紀 /年代中期就以 6 ) 7飛機為模型進行火 5飛 )8（69:;6<= ) ）的原理研究。此后，又進行了火 5飛 )工程仿真研究計劃，開展火控系統、 6 )’和 6 )7飛機的飛控系統以及駕駛員數學模型的綜合仿真實驗，驗
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圖 ( )* )(+振動過載及持續時間對乘坐品質的影響
第九篇 5飛行控制系統檢修
 
證并評價火力 飛行綜合控制的效率。 ""年 %月，首次試飛并評價了 &—"’(飛機的飛行 火力綜合控制系統。此外，美國空軍、海軍和 )*+*聯合制訂了“先進戰斗機技術綜合（*&,- ".）”，將數字式控制增穩、電傳操縱、主動控制、多模態控制和飛行 火力綜合控制等多種技術用于 & /".飛機，進行試飛和驗證。 "0年 1月，試飛并驗證了三余度數字式飛行控制系統。 "’年 2月，試飛并驗證了自動機動攻擊系統。仿真結果表明，飛行 火力綜合控制技術的應用大大提高了作戰性能：空一空命中率提高兩倍，首次攻擊時間縮短一半，射擊機會增加三倍，機翼非水平機動投彈精度提高一倍，在地面高炮攻擊下的生存可能性提高四倍。
二、飛行 火力綜合控制系統的組成及功能
早期飛機的武器系統包括機槍、機炮及其瞄準射擊系統，炸彈及其瞄準投放系統。對后者來說，如果轟炸靜止目標，并且沒有風的干擾，那么駕駛員應保持穩定平飛，即生成一個符合要求的軌跡。轟炸員按飛機的速度、高度、姿態、空氣阻力、目標位置、炸彈的重力等進行彈道計算，調整轟炸瞄準具。轟炸瞄準具根據計算結果顯示目標的位置。一旦目標落人投放點（光環十字中心），轟炸員立即投放炸彈，炸彈將沿計算彈道落向目標。如果有風或轟炸運動目標，則必須不斷修正彈道 3機炮及其瞄準設計系統與此類似，只是目標運動速度很大，機動性很強，駕駛員捕獲目標的難度更大。
總之，早期飛機的火控系統是靠瞄準具顯示目標偏離標準彈道的情況，即使連接自動駕駛儀，也只是用來穩定瞄準具和保持穩定的航跡。飛行控制與火力控制基本上是獨立的，駕駛員保持要求的航跡，轟炸員投放炸彈。飛行 火力綜合控制系統則是采用主動控制技術的戰斗機，加上具有解耦能力的飛行控制和火力控制系統所產生的自動控制信號，提供快速目標跟蹤解算并改善射擊目標和投放武器的精度。

圖  /2 /"45飛行 火力綜合控制簡化結構圖
圖  /2 /".所示飛行 火力綜合控制簡化結構圖主要包括目標及其位置與運動信號、火力控制系統、飛行控制系統、火力控制系統與飛行控制系統的耦合器，控制對象（飛機）、飛機狀態變 /量傳感器和估計器、武器投放機構和顯示裝置等。原理如下：通過機載火控雷達或前視紅外 激光跟蹤器確定目標的運動參數（距離、速度、加速度和方位），通過機載傳感器測出飛機的飛行狀態（馬赫數、高度和姿態）信號，根據這些參數與信號計算目標的未來位置，自動生成投放（或發射）點及到達投放（或發射）點前的飛行軌跡信號并通過平顯向駕駛員提供操縱和狀態的顯示，同時送入飛行 火力控制耦合器形成控制指令，傳人飛
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第九篇 飛行控制系統檢修
 
行控制系統，操縱飛機跟蹤目標進行自動攻擊。這里，駕駛員或轟炸員只起監控作用，工作負擔大大減輕。該圖表明駕駛員也可依據平顯提供的飛行軌跡數據，直接操縱飛機飛向投放（或發射）點，投放炸彈或發射機炮（或由轟炸員完成）也可自動完成。
第七節 飛行 "推進綜合控制系統
一、概述
飛行 "推進綜合控制系統 %&是在利用主動控制技術提高飛機性能的基礎上發展起來的。 ’(世紀 )(年代，僅利用機械飛機操縱系統和機械液壓控制的簡單渦輪噴氣發動機。
*(年代，利用加力燃燒渦輪噴氣發動機、加力燃油流量控制器，主燃油控制器和飛行控制增穩系統。 +(年代，利用可變幾何形狀進氣道、渦輪風扇噴氣發動機和飛行控制自動駕駛儀與大氣數據計算機。 ,(年代起走向綜合化，某些飛機上采用自動油門控制和發動機的電子控制。此后，電傳操縱系統與主動控制技術的采用使系統之間的綜合容易實現，飛行 "推進綜合控制系統進入試飛階段。例如試飛  -...，驗證了自動油門控制與發動機數字控制系統的交聯， / -.’綜合控制計劃實現了自動駕駛儀、自動油門以及進氣道的數字控制，試飛  -.*驗證了 %&技術概念及其可靠性。 0(年代，美國根據 12&3（綜合控制系統設計方法）計劃試飛  -.*4和 %"5 -.0，驗證了 %&技術及其可行性，完成了短距起落，地形跟隨 "回避、空一空格斗機動性、空一地攻擊機動性和超音速巡航的 %&系統建模、控制律設計、仿真和評價。此后又進行該型 "5 -.0的 %&技術驗證。驗證表明，擴大了飛行包線，提高了飛行性能，特別是低速著陸性能和高空性能。
　
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